CN114229037A - 一种双飞轮串联系统的重构转速控制方法 - Google Patents

一种双飞轮串联系统的重构转速控制方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种双飞轮串联系统的重构转速控制方法，包含以下步骤：根据双飞轮重构后的接入情况计算每台飞轮的目标角动量；计算每台飞轮为实现其目标角动量所需要的趋向角动量指令；根据趋向角动量指令计算每台飞轮的指令角动量，并转化为指令转速驱动飞轮。本发明可以确保飞轮重构过程中卫星的姿态控制精度不受影响。

Description

一种双飞轮串联系统的重构转速控制方法
技术领域
本发明涉及卫星姿态控制技术，尤其涉及一种轴向配置有两台飞轮的卫星的飞轮重构转速控制方法。
背景技术
飞轮的力矩输出是由角动量大小变化产生，其操纵方式比较简单。但是如果一个轴向配置有两台飞轮的卫星，当卫星的轴向接入两台飞轮进行控制或者由一台飞轮接入重构为两台飞轮接入，则需要将两台飞轮转速进行同步，同时输出指令控制力矩控制卫星姿态。
或者两台飞轮接入重构为一台飞轮接入，则需要将未接入的一台飞轮回零，接入的一台飞轮转速变大，同时输出指令控制力矩控制卫星姿态。
常用的双飞轮重构方法是将姿控推力器接入控制，通过注入指令将飞轮转速回零后再接入需要的飞轮进行控制，但这种方式需要地面干预，影响卫星姿态控制精度以及正常任务的执行。
发明内容
本发明提出了一种双飞轮串联系统的重构转速控制方法，根据飞轮重构后双飞轮的接入情况计算各个飞轮的目标角动量，再转化为各自的指令转速驱动各个飞轮，使得切除的飞轮转速回零或接入的两台飞轮转速同步，并确保飞轮重构过程中卫星的姿态控制精度不受影响。
为了达到上述目的，本发明提出了一种双飞轮串联系统的重构转速控制方法，所述双飞轮串联系统包含串联在卫星同一轴向的两台飞轮，所述重构转速控制方法包含以下步骤：
S1、根据双飞轮串联系统重构后的接入情况计算每台飞轮的目标角动量HDi(k)；
S2、计算每台飞轮为实现其目标角动量所需要的趋向角动量指令H’rwi(k)；
S3、根据趋向角动量指令计算每台飞轮的指令角动量Hrwi(k)，并转化为指令转速ωrwi(k)驱动飞轮。
进一步地，所述步骤S1具体包含：
若双飞轮串联系统重构后，卫星指定轴只有一台飞轮接入控制，则该接入控制的飞轮的目标角动量为：
HDi(k)＝Hwc(k)，
未接入控制的飞轮的目标角动量为：
HDi(k)＝0，
式中，i＝1或2，代表飞轮1或飞轮2，Hwc(k)为根据控制算法计算的飞轮的控制角动量；
若双飞轮串联系统重构后，卫星指定轴两台飞轮同时接入控制，则两台飞轮的目标角动量为：
HD1(k)＝HD2(k)＝Hwc(k)/2。
进一步地，所述趋向角动量指令H’rwi(k)的计算方法为：
H’rwi(k)＝Hrwi(k-1)+sign(HDi(k)-Hrwi(k-1))×Min(ΔHmax,|HDi(k)-Hrwi(k-1)|)
式中，Hrwi(k-1)为对应飞轮上一拍的指令角动量，Hrwi(0)＝0；Min(a,b)表示输出a、b中较小的值；ΔHmax为飞轮在一个控制周期内可响应的指令角动量变化量最大值。
进一步地，所述飞轮的指令角动量Hrwi(k)的计算方法为：
若接入控制的两飞轮的上一拍指令角动量绝对值|Hrwi(k-1)|之差大于ΔHmax，或，从系统切除时间小于Hmax/Tmax的飞轮的上一拍指令角动量绝对值|Hrwi(k-1)|大于ΔHmax时，飞轮的指令角动量Hrwi(k)为：
Hrwi(k)＝H’rwi(k)+(1-sign(HDi(k-1)-Hrwi(k-1))×sign(Hwc(k)-Hwc(k-1)))/2
×sign(Hwc(k)-Hwc(k-1))×Min(ΔHmax,|Hwc(k)-Hwc(k-1)|)
否则，
Hrwi(k)＝H’rwi(k)，
式中，Hmax为飞轮最大输出角动量；Tmax为飞轮最大输出力矩；HDi(k-1)为对应飞轮上一拍目标角动量，HDi(0)＝0；Hwc(k-1)为飞轮上一拍控制角动量，Hwc(0)＝0。
进一步地，将飞轮的指令角动量Hrwi(k)转换为指令转速ωrwi(k)的计算方法为：
ωrwi(k)＝ni·Hrwi(k)/Jrwi×30/π
其中，Jrwi为对应飞轮转子相对轴向的转动惯量；ni由飞轮安装极性确定，飞轮相对卫星轴向正装时，ni＝1；飞轮相对卫星轴向反装时，ni＝-1。
本发明具有以下优势：
1、当双飞轮串联系统由两台飞轮接入控制重构为一台飞轮接入控制时，切除的飞轮转速需回零，通过识别当前控制角动量的需求方向调整切除的飞轮的回零速度以及接入控制的飞轮的指令转速，实现切除的飞轮回零过程中两台飞轮合成输出准确的控制角动量，从而确保双飞轮串联系统重构转速的过程对卫星姿态控制精度没有影响；
2、当双飞轮串联系统由一台飞轮接入控制重构为两台飞轮接入控制时，两台飞轮的转速需同步，通过识别当前控制角动量的需求方向调整两台飞轮的指令转速，实现两台飞轮转速往趋向角动量方向运动的同时输出准确的控制角动量，从而确保双飞轮串联系统重构转速的过程中对卫星姿态控制精度没有影响。
附图说明
图1为双飞轮的安装示意图；
图2为双飞轮串联系统的重构转速控制方法的流程图；
图3为仿真工况a姿态控制结果曲线；
图4为仿真工况a两飞轮转速曲线；
图5为仿真工况b姿态控制结果曲线；
图6为仿真工况b两飞轮转速曲线。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比率，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。
卫星的一个轴向上串联有两台飞轮，该两台飞轮可相对卫星轴向正装，也可相对卫星轴向反装，所述两台飞轮输出指令控制力矩以控制卫星姿态。如图1所示，为本实施例提供的飞轮1和飞轮2串联安装的安装示意图。两台飞轮具有多种工况，比如，当卫星轴向接入一台飞轮控制，而后重构为两台飞轮接入控制，或者卫星轴向接入两台飞轮进行控制而后重构为一台飞轮接入控制。
本发明公开了一种双飞轮串联系统的重构转速控制方法，当双飞轮串联系统重构为两台飞轮接入控制时，将两台飞轮的转速进行同步，使得两台飞轮同时输出指令控制力矩控制卫星姿态，或者，双飞轮串联系统重构为一台飞轮接入控制时，将切除的飞轮转速回零，接入控制的飞轮转速变大，确保卫星的姿态控制精度不会受到飞轮重构的影响。
如图2所示，本发明公开的一种双飞轮串联系统的重构转速控制方法，具体包含以下步骤：
S1、根据双飞轮串联系统重构后的接入情况计算每台飞轮的目标角动量HDi(k)。
具体地，若双飞轮串联系统重构后，卫星指定轴只有一台飞轮接入控制，则该接入控制的飞轮的目标角动量为：
HDi(k)＝Hwc(k)，
未接入控制的飞轮的目标角动量为：
HDi(k)＝0，
式中，i＝1或2，代表飞轮1或飞轮2，Hwc(k)为根据控制算法计算的飞轮的控制角动量；
若双飞轮串联系统重构后，卫星指定轴有两台飞轮接入控制，则两台飞轮的目标角动量为：
HD1(k)＝HD2(k)＝Hwc(k)/2。
S2、计算每台飞轮为实现其目标角动量所需要的趋向角动量指令H’rwi(k)。
具体地，所述趋向角动量指令H’rwi(k)的计算方法为：
H’rwi(k)＝Hrwi(k-1)+sign(HDi(k)-Hrwi(k-1))×Min(ΔHmax,|HDi(k)-Hrwi(k-1)|)
式中，Hrwi(k-1)为对应飞轮上一拍的指令角动量，Hrwi(0)＝0；Min(a,b)表示输出a、b中较小的值；ΔHmax为飞轮在一个控制周期内可响应的指令角动量变化量最大值。
S3、根据趋向角动量指令计算每台飞轮的指令角动量Hrwi(k)，并转化为指令转速驱动飞轮。
具体地，所述飞轮的指令角动量Hrwi(k)的计算方法为：
若接入控制的两飞轮的上一拍指令角动量绝对值|Hrwi(k-1)|之差大于ΔHmax，或，从系统切除时间小于Hmax/Tmax的飞轮的上一拍指令角动量绝对值|Hrwi(k-1)|大于ΔHmax时，飞轮的指令角动量Hrwi(k)为：
Hrwi(k)＝H’rwi(k)+(1-sign(HDi(k-1)-Hrwi(k-1))×sign(Hwc(k)-Hwc(k-1)))/2
×sign(Hwc(k)-Hwc(k-1))×Min(ΔHmax,|Hwc(k)-Hwc(k-1)|)
否则，
Hrwi(k)＝H’rwi(k)，
式中，Hmax为飞轮最大输出角动量；Tmax为飞轮最大输出力矩；HDi(k-1)为对应飞轮上一拍目标角动量，HDi(0)＝0；Hwc(k-1)为飞轮上一拍控制角动量，Hwc(0)＝0。
然后将飞轮的指令角动量Hrwi(k)转换为指令转速ωrwi(k)，具体的的计算方法为：
ωrwi(k)＝ni·Hrwi(k)/Jrwi×30/π
其中，Jrwi为对应飞轮转子相对轴向的转动惯量；ni由飞轮安装极性确定，飞轮相对卫星轴向正装时，ni＝1；飞轮相对卫星轴向反装时，ni＝-1。
将计算得到的指令转速ωrwi(k)分别发送给对应的飞轮，并驱动飞轮进行转速调整，以实现飞轮重构，即切除的飞轮的转速回零或接入控制的两台飞轮的转速同步。
双飞轮串联系统重构过程中，通过识别当前控制角动量的需求方向分别调整两台飞轮的转速：当双飞轮串联系统重构为一台飞轮接入控制时，调整切除的飞轮的回零速度以及接入控制的飞轮的指令转速；当双飞轮串联系统重构为两台飞轮同时接入控制时，调整两台飞轮的指令转速。使得两台飞轮合成输出准确的控制角动量，确保双飞轮串联系统重构转速的过程中对卫星姿态控制精度没有影响。
采用本发明所提出的方法，对两台飞轮的运行工况进行仿真。工况a为：仿真初始时刻接入飞轮1进行卫星指定轴姿态控制，300秒后(控制已经稳定)开始将飞轮2接入，采用两台飞轮进行该轴向姿态控制，同时两台飞轮转速需要同步；工况b为：仿真初始时刻接入两台飞轮进行卫星指定轴姿态控制，100秒(控制还未稳定)开始将飞轮2切除，采用飞轮1进行卫星该轴向姿态控制，同时飞轮2转速需要回零。
工况a仿真结果见图3、图4，可以看出，采用本发明的方法飞轮2接入时没有对卫星的姿态控制精度造成影响，并且实现了两台飞轮转速同步。工况b仿真结果见图5、图6，可以看出，飞轮2切除时没有对卫星的姿态控制精度造成影响，并且实现了飞轮2转速回零。同时，比较图3和图5可以看出，两种工况的姿态运动曲线一致，说明卫星的姿态运动完全没有受到飞轮重构的影响。
尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (5)

1.一种双飞轮串联系统的重构转速控制方法，所述双飞轮串联系统包含串联在卫星同一轴向的两台飞轮，其特征在于，所述方法包含以下步骤：
S1、根据双飞轮串联系统重构后的接入情况计算每台飞轮的目标角动量；
S2、计算每台飞轮为实现其目标角动量所需要的趋向角动量指令；
S3、根据趋向角动量指令计算每台飞轮的指令角动量，并转化为指令转速驱动飞轮。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述计算每台飞轮的目标角动量的方法，包括：
若双飞轮串联系统重构后，卫星指定轴只有一台飞轮接入控制，则该飞轮的目标角动量HDi(k)为：
HDi(k)＝Hwc(k)，
未接入控制的飞轮的目标角动量HDi(k)为：
HDi(k)＝0，
式中，i＝1或2，代表飞轮1或飞轮2，Hwc(k)为飞轮的控制角动量；
若双飞轮串联系统重构后，卫星指定轴两台飞轮同时接入控制，则两台飞轮的目标角动量HDi(k)为：
HD1(k)＝HD2(k)＝Hwc(k)/2。
3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述趋向角动量指令H′rwi(k)的计算方法，包括：
H′rwi(k)＝Hrwi(k-1)+sign(HDi(k)-Hrwi(k-1))×Min(ΔHmax,|HDi(k)-Hrwi(k-1)|)
式中，Hrwi(k-1)为对应飞轮上一拍的指令角动量，Hrwi(0)＝0；Min(a,b)表示输出a、b中较小的值；ΔHmax为飞轮在一个控制周期内提供的角动量变化量最大值。
4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述飞轮的指令角动量Hrwi(k)的计算方法，包括：
若接入控制的两飞轮的上一拍指令角动量绝对值|Hrwi(k-1)|之差大于ΔHmax，或，从系统切除时间小于Hmax/Tmax的飞轮的上一拍指令角动量绝对值|Hrwi(k-1)|大于ΔHmax时，飞轮的指令角动量Hrwi(k)为：
Hrwi(k)＝H′rwi(k)+(1-sign(HDi(k-1)-Hrwi(k-1))×sign(Hwc(k)-Hwc(k-1)))/2×sign(Hwc(k)-Hwc(k-1))×Min(ΔHmax,|Hwc(k)-Hwc(k-1)|)
否则，
Hrwi(k)＝H′rwi(k)，
式中，Hmax为飞轮最大输出角动量；Tmax为飞轮最大输出力矩；HDi(k-1)为对应飞轮上一拍目标角动量，HDi(0)＝0；Hwc(k-1)为飞轮上一拍控制角动量，Hwc(0)＝0。
5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，将飞轮的指令角动量Hrwi(k)转换为指令转速ωrwi(k)的计算方法为：
ωrwi(k)＝ni·Hrwi(k)/Jrwi×30/π
式中，Jrwi为对应飞轮转子相对轴向的转动惯量；ni由飞轮安装极性确定，飞轮相对卫星轴向正装时，ni＝1；飞轮相对卫星轴向反装时，ni＝-1。
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